Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 6
Текст из файла (страница 6)
В информационной подсистеме выполняются первичная, вторичная и третичная обработка радиолокационной информации. Первичная и вторичная обработка осуществляется так же, как это было описано в 88.! [46! для систем самонаведения. Наряду с определением государственной принадлежности воздушных 27 объектов в случае необходимости узнается индивидуальный номер своих самолетов. Третичная обработка включает в себя выполнение следующих операций: присвоение воздушным объектам единых номеров; отождествление трасс (траекторий) воздушных объектов по информации, приходящей от разных источников, то есть установление принадлежности этих трасс одному и тому же воздушному объекту; выбор наилучшего источника информации для сопровождения данного воздушного объекта; определение координат постановщиков помех триангуляционным или корреляционным способом; отбор трасс воздушных объектов для выдачи на КП в условиях, когда количество трасс больше, чем может принять управляющий КП; объединение воздушных целей в группы для уменьшения количества объектов, отображаемых на средствах индикации и выдаваемых на старшие КП.
Подсистема связи н передачи данных должна представлять собой совокупность всех оконечных устройств и линий всех видов связи и передачи данных. Функциональное назначение подсистемы состоит в обеспечении обмена информацией как между элементами АСУ, так и в пределах каждого элемента. Основная задача подсистемы управления боевыми действиями заключается в планировании боевых действий и реализации этих планов, то есть в осуществлении непосредственного управления истребителями.
Процесс управления включает несколько этапов: вскрытие замысла противника и разработку плана отражения налета на прикрываемом участке; планирование боевых действий истребителей по конкретным целям (целераспределение); реализацию спланированных действий, в том числе обеспечение своевременного взлета и наведения истребителей. Из анализа задач, решаемых АСУ, следует, что ИВС входит как составной элемент в систему более высокого уровня, а именно в подсистему управления боевыми действиями.
Информационно-вычислительная система, структурная схема которой показана на рис. 18.1, состоит из двух измерительно-вычислительных подсистем, расположенных на пункте наведения (ПН) и самолете, и КРУ. Измерительно-вычислительная подсистема (аппаратура) ПН получает данные о воздушной и наземной обстановке и боевых задачах от вышестоящего КП. В этом случае на ПН рассчитываются параметры требуемого движения, передаваемые через КРУ в нзмерительно-вычислительную подсистему наводимого самолета, где фактические параметры сравниваются с требуемыми н формируется параметр рассогласования Л .
28 аатчтннаа а натаннаа Рнс. 18.1 Измерители параметров движения ха-х„т и х,-х„„цели и самолета относительно ПН не являются обязательным компонентом технических средств ПН; они используются как резервные в ситуации, когда по каким-либо причинам прекращается поступление данных от информационной подсистемы АСУ, и обеспечивают первичной радиолокационной информацией устройства отображения и ЦВМ пункта наведения. В процессе решения задачи наведения истребителя на воздушную цель необходимо знание некоторых компонентов хм вектора состояния х, !например, остатка топлива, высоты и т.п.), для чего организуется канал радиосвязи между самолетом и ПН, отображаемый на рис. 18.1 соответствукицей линией.
Передача отдельных интересующих ПН компонент вектора х„называемых часто полетной информацией, может происходить по радиотелефонной линии связи либо по каналу системы активного запроса и ответа. Отметим в заключение, что совокупность наземного и бортового оборудования измерительно-вычислнтельных подсистем образует формирователь параметров рассогласования. 18.1.2. СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ ИВС ПРИ КОМАНДНОМ РАДИОУПРАВЛЕНИИ РАКЕТАМИ В системах командного радиоуправления ракетами первого вида применяются автоматические, полуавтоматические и неавтоматические ИВС.
Обобщенная структурная схема ИВС при автоматическом измерении координат цели и ракеты представлена на рис. ! 8.2. Формирователь параметров рассогласования содержит автоматические измерители ! Хц-Хип, Хип Кр — Хпв Рис. 18.2 29 параметров х„-х, и хр-х„г движения цели и ракеты относительно пункта управления и вычислитель параметров рассогласования.
Возможно также использование измерительных устройств, размещаемых вне пункта наведения, например на барражирующих самолетах, образующих воздушные позиции, число которых зависит от типов целей и методов определения местоположения целей и наводимых ракет. На рис. 18.2 этот варнант отображен пунктирной линией, рядом с которой указаны измеренные значения параметров х„ -х , х -х„„ движения цели и ракеты относительно измерительных позиций и вектора х„„ параметров движения самих измерительных позиций. На основе выполненных измерений на пункте управления рассчитываются координаты целей и ракет в прямоугольной системе, начало которой может совпадать с пунктом управления либо находиться в заранее выбранной точке.
Наряду с формирователем параметров рассогласования в состав ИВС входят автоматическое устройство формирования команд (УФК) К„ и КРУ. В полуавтоматической ИВС, структурная схема которой показана на рис. 18.3, в работе измерительно-вычислительной подсистемы участвует оператор, способствующий процессу измерения параметров х„-х,„ цели, перемещающейся относительно пункта управления. Оцененное значение параметра рассогласования Л„формируется в вычислителе и подается далее на УФК, а затем — в КРУ. па Рие. 1З.З В неавтоматической ИВС измеренное значение параметра рассогласования Ь„„вырабатывает сам оператор, наблюдая с помощью визирного устройства за положением цели и ракеты. УФК, выполненное на основе датчика команд, и КРУ обеспечивают передачу А„, на борт наводимой ракеты.
Структурная схема неавтоматической ИВС получается из схемы, приведвнной на рис. 18.3, если из нее исключить вычислитель и линии, соединяющие измерительно-вычислительную подсистему с УФК, и ввести линию, показанную на рис. 18.3 пунктиром. 30 При командном радиоуправлении ракетами второго вида измеритель параметров х„-хр относительного движения цели находится на ракете. Результаты измерений транслируются посредством системы передачи данных на пункт управления, где оператор, наблюдая за положением цели по экрану индикатора, оценивает параметр рассогласования.
Структурная схема рассмотренной ИВС приведена на рис. 18.4. Рис. 18.4 Здесь, как и ранее, символами К„и К обозначены команды управления на входе и выходе КРУ. 18.2. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ТРАДИЦИОННОГО ТРЕХТОЧЕЧНОГО МЕТОДА НАВЕДЕНИЯ Чувствительность к точности измерений ИВС ракеты «в — и» будем оценивать по методике, изложенной в 88.5 146]. При этом в качестве показателей чувствительности целесообразно использовать величину установившейся ошибки (8.13) формирования параметра рассогласования, а также математическое ожидание 18.11) и дисперсию 18.12) флуктуационной составляющей абсолютной ошибки (8.5) !46]. В дальнейшем будем полагать, что выполняются следующие условия: наведение ракеты на наземную цель осуществляется по закону 117.10), в котором фазовые координаты являются детерминированными функциями времени; измерители углов е н ер, и экстраполятор Д,р имеют как динамические, так и флуктуационные погрешности, причем последние представляют собой центрнрованные гауссовские процессы; каналы наведения ракеты в горизонтальной и вертикальной плоскостях независимы и не влияют друг на друга.
Последнее допущение позволяет ограничиться рассмотрением алгоритма траекторного управления только в одной, например, вертикальной плоскости. С учетом 117.10) и используемых оценок трехточечный метод наведения ракеты может быть представлен в виде соотношения (18.1) Ав Дпр(к«в ерв)" 31 Сопоставляя (18.1) и (8.4) (46), получим х, =Д„, хз =е„„ хз =а,. Учитывая эти обозначения в (8.8) и (8.9) [46), приходим к соотношению Аьв =(сцв -арв)ьДпр+Дпр(ьацв -ьврв) ~ в котором: ьДпр — -Др-Дпр, ьа„, =е, -е„, и перв =ар,-ер,— ошиб- ки оценивания. При детерминированном законе изменения Д„р, ем и а„имеет место динамическая ошибка (8.13) формирования параметра рассогласования: Аьвду (кцв крв)ьДпрду + Дпр(ьсцвду ькрвду) (18 2) Необходимо подчеркнуть, что выражение (18.2) является нестрогим, так как весовой коэффициент Дп при угловых ошибках является функцией времени.
Поэтому это соотношение, анализируемое на основе метода замороженных коэффициентов, является справедливым лишь для каждого отдельного момента времени. В связи с тем, что математические ожидания ошибок измерений равны нулю, можно утверждать, что математическое ожидание тд, случайной ошибки Ль,а формирования параметра рассогласования также равно нулю. При независимых ошибках измерений (оценок) ЛД„„ Ье и Аар, дисперсия Пь, ошибки (8.9), определяемая на основе (8.12), может быть рассчитана по формуле )3вв =(ацв арв) 1)дар +Дпр(Рвцв+)3врв) (18.3) 32 где авив Р,„„о,р, — дисперсии ошибок оценивания дальности до ракеты и углов визирования цели и ракеты. Анализируя соотношения (18.2) и (18.3), можно прийти к следующим заключениям.
Ошибка формирования параметра рассогласования в ИВС ракеты при ее наведении по методу накрытия (17.10) зависит от точности измерителей, входящих в ее состав, н условий применения, определяемых конкретными значениями Дп . При этом в процессе наведения, по мере увеличения Д, возрастает влияние ошибок измерения (оценивания) угловых координат. Если в соотношения (18.2) и (18.3) подставить значения всех фазовых координат в реальных диапазонах их изменения, то окажется, что ошибки оценивания углов влияют на порядок сильнее, чем ошибки экстраполяции АД .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
